2024-03-29T01:45:15Z
https://www.joae.ir/?_action=export&rf=summon&issue=16791
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
تشخیص همزمان عیب در مجموعه عملگرهای یک کوادکوپتر بر اساس فضای پریتی
امین
نجفی
دانیال
بوستان
در این مقاله، یک روش جدید برای تشخیص و جداسازی عیوب همزمان در عملگرهای یک کوادروتور معرفی شده است. مبنای این روش، استفاده از فضای پریتی بوده و به کمک آن امکان تشخیص چند عیب با دقت بالا فراهم شده است. با استفاده از این روش، علاوه بر تشخیص عیب و جداسازی عملگرهای آسیب دیده، نوع عیب موجود در عملگر نیز شناسایی میشود. عیب موجود در سیستم از نوع ضربشونده فرض شده است و انواع عیب از نوع پلهای، پالسی و سینوسی مورد مطالعه قرار گرفته است. با هدف افزایش دقت سیستم تشخیص و جداسازی آسیب، تعداد ده مانده برای سیستم ایجاد شده و از ترکیبهای مختلف این ماندهها اطلاعات مورد نیاز برای تشخیص عیوب همزمان عملگرها تولید شده است. با توجه به محدود بودن فضای پریتی به سیستمهای خطی، دینامیک کوادروتور در حالت شناور در یک نقطه (هاور) خطیسازی شده و در شبیهسازی ها بکار گرفته شده است. نتایج شبیهسازیها، دقت بالای روش پیشنهادی را در تشخیص و جداسازی آسیبهای موجود در عملگر و نیز شناسایی نوع آنها را اثبات میکند.
تشخیص عیب
جداسازی عیب
فضای پریتی
مانده
عیب ضرب شونده
عیب عملگر
2020
05
21
1
11
https://www.joae.ir/article_122519_4f06f62def163885c9edb82b05a14542.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
طراحی، ساخت و تحلیل آیرودینامیکی یک مدل کشتی هوایی کوچک کنترل از راه دور
احمد
شرفی
محمد
اعلایی
محسن
دهقانی
در این تحقیق، به طراحی، ساخت و تحلیل آیرودینامیکی یک کشتی هوایی کوچک کنترل از راه دور پرداخته میشود. این کشتی هوایی، باید توانایی حمل یک محموله 2 کیلوگرمی را داشته باشد. در این تحقیق با استفاده از روابط تئوری و تجربی موجود، به طراحی قسمتهای مختلف یک کشتی هوایی از قبیل پوشش، کابین و مجموعه دم کنترلی پرداخته شده است. برای بررسی صحت طراحی صورت گرفته، از نرم افزار دیجیتال دتکام برای بررسی تحلیلی عملکرد و همچنین فلوئنت برای بررسی عددی جریان حول این وسیله پرنده و محاسبه نیروها و گشتاورهای وارده به آن استفاده شده است. بررسیها، در سرعت جریان آزاد 15 متر بر ثانیه و در محدوده زاوایای حمله از 10- تا 10 درجه، انجام شده است. در بررسی توسط فلوئنت، از شبکه بیسازمان و مدل آشفتگی استفاده شده است. نتایج بررسیها نشان داد که کشتی هوایی در نرم افزار دیجیتال دتکام بخوبی مدل شده است. همچنین در زوایای حمله پایین، همخوانی خوبی بین دادههای فلوئنت و دیجیتال دتکام مشاهده میشود و میتوان در مرحله طراحی، برای بدست آوردن ضرایب آیرودینامیکی از نرم افزار دیجیتال دتکام بجای فلوئنت استفاده کرد. در تمامی زوایای حمله، کشتی هوایی دارای پایداری استاتیکی میباشد و در زوایای حمله پایین دارای کمترین میزان پایداری و بیشترین مقدار مانور پذیری است. ضریب پسای بدست آمده از نرم افزار دیجیتال دتکام دارای اختلاف فاحشی با ضریب پسای فلوئنت و مراجع دیگر میباشد و لذا برای پیش بینی آن در مراحل طراحی، نمیتوان از نرم افزار دیجیتال دتکام استفاده کرد.
کشتی هوایی
فلوئنت
دیجیتال دتکام
ضرایب آیرودینامیکی
طراحی و ساخت
2020
05
21
12
29
https://www.joae.ir/article_122520_ac555b0d2f042f57fed7bd718d0bd835.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
ارزیابی عملکرد آیرودینامیکی پیچش هندسی با تغییر عدد رینولدز در یک نمونه هواپیمای بالپرنده
روح الله
کریمی کلایه
محمد حسن
جوارشکیان
پیچش، یکی از مؤلفههای اساسی در طراحی هواپیماهای بالپرنده و بدوندم بوده که منجر به رفع برخی از چالشهای آیرودینامیکی موجود در این دسته از هواپیماها میشود. تحقیق حاضر به منظور بررسی آیرودینامیکی اعمال پیچشِ هندسی در یک نمونه هواپیمای بالپرندهی مادون صوت و ارزیابی میزان عملکرد این مؤلفه در هریک از فازهای پروازی انجام شده است. هندسه مورد بررسی یک مدل هواپیمای بالپرندهی لامبدا شکل میباشد که از بالی با زاویه عقبگرد 56 درجه بهره میبرد. پیچش اعمالی به این مدل از نوع پیچشِ منفی (Wash-out) بوده که به صورت خطی در راستای دهانه بال توزیع میگردد. مطالعه انجام شده در چارچوب شبیهسازی عددی و بر پایه حل معادلات رینولدز (RANS) گسسته شده با روش حجم محدود است. فرآیند شبیهسازی بعد از اعتبارسنجی با دادههای تجربی، برای زوایای پیچش صفر و 6 درجه و محدوده زوایای حمله 5- تا 20 درجه به انجام رسیده؛ همچنین بهمنظور بررسی نحوه عملکرد پیچش در محدوده فاز نشست و برخاست و فاز کروز، مطالعات در دو عدد رینولدز مختلف صورت گرفته است. نتایج نشان میدهد که با اعمال پیچش، بازده آیرودینامیکیدر زوایای حمله بالا ارتقاء مییابد، اما این مشخصه، در زاویه حمله صفر درجه کاهش قابل توجهی خواهد داشت. همچنین در اثر اعمال زاویه پیچش، شروط لازم جهت پایداری طولی ارضا شده و پدیده پیچآپ به تأخیر خواهد افتاد. با افزایش سرعت، بازده آیرودینامیکیدر طیف وسیعی از زوایای حمله بهبود مییابد؛ همچنین تغییرات بازده آیرودینامیکی ناشی از اعمال زاویه پیچش افزایش یافته و پیچش، مؤثرتر خواهد بود. بررسی گشتاور حول محور طولی نشان میدهد که با افزایش سرعت درجه پایداری افزایش خواهد یافت و رفتار پدیده پیچآپ بهبود مییابد.
پیچش هندسی
بالپرنده
شبیهسازی عددی
عدد رینولدز
ضرایب آیرودینامیکی
2020
05
21
30
45
https://www.joae.ir/article_122521_a1424b29f084e19ac0b314abfa89a0b7.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
بهینه سازی هدایت فاز میانی یک پرتابه با استفاده از الگوریتم حرکت توده ذرات
رضا
زردشتی
مصطفی
علی الهی
در این مقاله، به مسئله هدایت در فاز میانی پرواز یک پرتابه با هدف تامین الزامات و محدودیتهای ورود به فاز آشسیانهیابی آن پرداخته شده است. این الزامات و محدودیتها معمولا برای سیستمهای ارزانقیمت که ملزم به افزایش برد خود شدهاند بوجود میآید و شامل میدان دید، زاویه تقدم (زاویه دید) و زاویه پروازی (زاویه برخورد) پرتابه در کنار میزان تلاش کنترلی حاصله در فاز میانی است. بدیهی است که درصورت تحقق الزامات مزبور، میزان موفقیت ماموریت پرتابه افزایش مییابد. لذا با توجه به اهمیت مسئله و علیرغم کارهای متنوع و پراکندهای که تاکنون انجام شده، در این تحقیق، ابتدا مسئله بهینه سازی هدایت فاز میانی پرتابه براساس تابع عملکرد متشکل از معیار تلاش کنترلی و همچنین مقادیر نهایی زاویه تقدم و زاویه پروازی در فاز میانی بعنوان توابع جریمه تعریف شده است. سپس با استفاده از الگوریتم بهینه سازی توده ذرات، فرامین شتاب بهینه تولید شده است. نتایج حاصل از شبیه سازی که با روش دیگر مقایسه گردیده، نشان از عملکرد مناسب الگوریتم مربوطه و قابلیت آن برای حل مدلهای پیچیده تر دارد.
طراحی هدایت بهینه
فاز میانی
افزایش دقت
الگوریتم حرکت توده ذرات
تلاش کنترلی
زاویه دید
زاویه مسیر پرواز
2020
05
21
46
53
https://www.joae.ir/article_122713_d1c01a816294b39eb2310ba7ef533d77.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
طراحی و ساخت پوشش مقاوم به خوردگی در سازه های هواپیما
حمیدرضا
زارعی
خوردگی پدیدهای زیانبار برای فلزات است که به صنایع مختلف همچون هوافضا خسارت زیادی وارد میکند. تقریباً حدود هشت الی بیست درصد هزینه مربوط به تعمیر و نگهداری هواپیما به علت خوردگیهایی همچون خوردگی سطحی، خوردگی شیاری، خوردگی تنشی، خوردگی مرزدانهای، خوردگی گالوانیکی و خوردگی از نوع حفرهدار شدن است. از طرفی شرایط محیطی یک هواپیما از لحظه شروع پرواز تا اتمام آن بسیار متغیر است که عاملی برای بسیاری از مشکلات رایج در هواپیماها است. روشهای مختلفی برای حفاظت از فلزات دربرابر خوردگی وجود دارد که از آن جمله میتوان به استفاده از پوششهای محافظ اشاره کرد. در این راستا در این مقاله بر روی دو زیرآیند آلومینیومی و فولادی از جنس مورد استفاده در بخشهای مختلف سازه های هوایی، پوشش محافظ سهلایه شامل اپوکسی هایبیلد بهعنوان لایه میانی و پلییورتان بهعنوان لایه رویه در دو سیستم پیشنهاد و اعمال شده است. در سازه های آهنی، اپوکسی غنی از روی و در سازه های آلومینیوم، اپوکسی بهعنوان پرایمر استفادهشده است. روش اعمال هرکدام از لایهها بهوسیله اسپری پاشش رنگ صورت گرفته است. فاصله زمانی بین اعمال یکلایه از پوشش با لایه بعدی، وابسته به دما و رطوبت محیط اعمال داشته و بین 6 تا 24 ساعت متغیر بود. با طراحی این سامانههای پوششی، مقاومت هر دو سازه آهنی و آلومینیومی در برابر شرایط خورنده بسیار بالا رفت. نتایج آزمون طیفسنجی امپدانس الکتروشیمیایی نشان داد که پوشش اعمالی بر روی زیرآیند آلومینیومی بعد از گذشت هزار ساعت از غوطهوری در محلول خورنده تنها یک ثابت زمانی از خود نشان داد و مقدار امپدانس در فرکانسهای پایین، حفاظت شوندگی بسیار خوب زیرآیند آلومینیومی را تأیید کرد. همچنین آزمون چسبندگی پولآف نشان از چسبندگی قابل توجه پوشش محافظ بر روی زیرآیند آلومینیومی داد.
اپوکسی
پلییورتان
محافظ خوردگی
سازه های هوایی
2020
05
21
54
65
https://www.joae.ir/article_125045_3d33388705d1b0d6241a451c663ae4a5.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1399
22
1
بررسی عددی تاثیر سامانه میکرودمش بر کاهش نیروی پسای ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710
علیرضا
پورموید
کرامت
ملک زاده فرد
هدف اصلی این پژوهش، طراحی یک سامانه میکرودمش به جهت کاهش نیروی پسا یک هواپیما با ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710 میباشد. به همین منظور، جریان متلاطم زیرصوتِ اطراف ایرفویل، توسط نرمافزار فلوئنت شبیهسازی شده است. شبیهسازی عددی در شرایط گشتزنی و در محدوده عدد ماخ بین 4/0 تا 6/0 و زاویه حمله بین 0 تا 3 درجه بررسی گردیده است. جریان متلاطم با بهکارگیری مدل توربولانسی SST k-ω شبیهسازی شده و برای اعمال روش میکرودمش کد UDF به زبان برنامهنویسی C نوشته شده است. نتایج عددی به دست آمده با نتایج آزمایشگاهی و عددی در دسترس مقایسه شدهاند و تطابق قابل قبولی با یکدیگر داشتهاند. نتایج نشان داد که ضریب پسا اصطکاکی با افزایش ضریب دمش کاهش مییابد. از طرفی، در زوایای حمله 0 تا 2 درجه، افزایش ضریب دمش سبب افزایش ضریب پسا فشاری ایرفویل با میکرودمش نسبت به ایرفویل بدون آن شده است. درواقع، میکرودمش تأثیر معکوسی بر روی میدان فشار اطراف ایرفویل ایجاد کرده است. نتایج برای شش موقعیت قرارگیری میکرودمش بررسی گردید. مشاهده شد که بیشترین کاهش ضریب پسای کل در حالتی رخ داده است که میکرودمش در نزدیکی لبه حمله و در قسمت سطح فشار قرار گیرد. همچنین، مشاهده گردید که نیروی برا با اعمال میکرودمش کاهش مییابد، اما موقعیت انتخاب شده، کمترین اثر را در کاهش ضریب برا دارد. همچنین، نتایج نشان داد که در زاویه حمله 3 درجه، مناسبترین نتایج (یعنی کمترین مقدار نیروی پسا) به دست آمده است. درنهایت، پس از بررسیهای عددی انجام شده، سیستم موردنظر، طراحی شده و نقشههای مونتاژ و دمونتاژ آن ارائه شدهاند.
کنترل جریان
میکرودمش
جریان متلاطم
ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710
کاهش نیروی پسا
2020
05
21
67
83
https://www.joae.ir/article_125438_5a4e7dbab69fa82c98893598593d642a.pdf